Материал: Курсач ДПС
Определим коэффициент пассивного сопротивления ВО при дозвуковых скоростях
CxВО=0,925 2 Cfηc+ΔCxaВО + ∑ ∆СхВО= =0,925*2*0,004*1,098+0,0032=0,0113
4.3 Коэффициент сопротивления фюзеляжа
Коэффициент пассивного сопротивления фюзеляжа при дозвуковых скоростях равен:
Cxф=Cxаф+ΔCxаф+ΣΔCxафнадSнад/Sмф,
где Cxаф-профильное сопротивление фюзеляжа;ΔCxаф-коэффициент дополнительного сопротивления учитывающий конструктивные особенности фюзеляжа; ΔCxафнад-коэффициент сопротивления надстроек фюзеляжа;Sнадплощадь миделя какой-либо надстройки;Sмф-площадь миделевого сечения.
Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа без надстроек
Cxаф=CfηληMSом/Sмф ,
где Cf-коэффициент трения плоской пластины,ηλ-коэффициент учитывающий влияние удлинения фюзеляжа;
ηMкоэффициент учитывающий влияние сжимаемости воздуха; Sомометаемая площадь фюзеляжа;Sмф-площадь миделевого сечения.
Коэффициент трения определяется в зависимости от числа Рейнольдса фюзеляжа по формуле:
|
= |
0,455 |
; = |
ф |
|
(lg )2,58 |
|
||||
|
|
|
где Lф-длина фюзеляжа.
Lф=9,75м.
= 100 9.75=33620700
2,9 10−5
0,455
= (lg 35862100)2,58=0,002491
Коэффициент ηλ определится по графику в зависимости от удлинения фюзеляжа:
Sмф=1,8м2
Лист
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020
11
Изм. Лист |
№ докум. |
Подпись Дата |
ф = |
|
ф |
= |
9.75 |
|
= 6,44 |
|||
|
|
|
|
|
|
||||
√4 мф/ |
√ |
4∙1,8 |
|||||||
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
3,14 |
|
|
|||
= 1,16 (по графику)
Коэффициент ηM определится по графику в зависимости от удлинения носовой части фюзеляжа:
Lнф=3,56 м.
ф = |
|
нф |
= |
4.74 |
|
= 2.35 |
|||
|
|
|
|
|
|
||||
√4 мф/ |
√ |
4∙1,8 |
|||||||
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
3,14 |
|
|
|||
где Lнф-длина носовой части миделевого сечения фюзеляжа.
Лист
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020
12
Изм. Лист |
№ докум. |
Подпись Дата |
ηM=1,045(по графику)
Ометаемая поверхность определяется по приближенной формуле:
Sом=(Sфб+Sфп) (2−0,4Sфп /Sфб) ,
где Sфб-площадь проекции фюзеляжа сбоку; Sфп-площадь проекции фюзеляжа в плане.
Определим ометаемую поверхность:
фб=12,42м2
фп =8,13м2
Sом=(Sфб+Sфп) (2−0,4Sфп/Sфб)= (12.42+8.13) (2-0,4*8.13/12.42)=35,72м2
Cxаф=CfηληMSом/Sмф=0,002491*1,16*1,045*35,72/1,8 =0,0599
Определим дополнительные сопротивления:
Учтем сопротивления кабины: ΔCxаф=0,012
Двигатель исследуемого ЛА поршневой рядный
ΔCxаф=0.01
Cxф=Cxаф+ΔCxаф =0,0599+0,01+0,012=0,0819
4.4 Коэффициент сопротивления самолета
Определим общее сопротивление самолета просуммировав его составляющие:
Сх = Схкр + СхГО |
ГО |
+ СхВО |
ВО |
+ Схф |
мф |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
кр |
кр |
|
|
|
кр |
|
|
|
||
= 0,00867 + 0,01145 |
3,85 |
+ 0,0113 |
1.41 |
+ 0,0819 |
1,8 |
||||||
|
|
|
|||||||||
20.57 |
20.57 |
20.57 |
|||||||||
= 0,0178 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
С учётом мелких неподдающихся учёту частей самолёта сопротивление равняется
Сх = 0,0178 ∙ 1,03 = 0,0183
Лист
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020
13
Изм. Лист |
№ докум. |
Подпись Дата |
В графике зависимости Сх = f(α) проводим линию |
|
|
|||
С”х=f(α)+∑Сх1,03 |
|
|
|
|
|
0,1 |
|
|
|
|
|
0,09 |
|
|
|
|
|
0,08 |
|
|
|
|
|
0,07 |
|
|
|
|
|
0,06 |
|
|
|
|
|
Сх 0,05 |
|
|
|
|
|
0,04 |
|
|
|
|
|
0,03 |
|
|
|
|
|
0,02 |
|
|
|
|
|
0,01 |
|
|
|
|
|
0 |
|
|
|
|
|
-3 |
0 |
3 |
6 |
9 |
12 |
|
|
|
α |
|
|
5. Скос потока |
|
|
|
|
|
С (ГО) = Су(крыло+ГО) − Су(изолир.крыло)
|
|
∆Су(ГО) = Су(изолир.ГО) − Су(ГО) |
|||||||||
|
|
|
= |
∆Су(ГО) |
= |
∆Су(ГО) |
|
||||
|
|
|
Су |
|
Су(ГО)/∆ |
|
|
||||
|
Су |
Су |
|
|
|
|
|
|
∆ Cy |
|
|
α |
крыло+го |
изкр |
|
Сyизго |
Су го |
из.го |
ξ |
||||
-3 |
0,042 |
0,073 |
|
-0,023 |
-0,031 |
0,008 |
0,705 |
||||
0 |
0,283 |
0,294 |
|
0,011 |
-0,011 |
0,022 |
1,885 |
||||
3 |
0,525 |
0,516 |
|
0,046 |
|
0,009 |
0,037 |
3,264 |
|||
6 |
0,766 |
0,737 |
|
|
0,08 |
|
0,029 |
0,051 |
4,371 |
||
9 |
1,007 |
0,958 |
|
0,115 |
|
0,049 |
0,066 |
5,657 |
|||
12 |
1,25 |
1,179 |
|
|
0,15 |
|
0,071 |
0,079 |
6,771 |
||
Лист
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020
14
Изм. Лист |
№ докум. |
Подпись Дата |
|
|
|
|
ξ |
|
|
|
8 |
|
|
|
|
|
|
7 |
|
|
|
|
|
|
6 |
|
|
|
|
|
|
5 |
|
|
|
|
|
|
ξ |
|
|
|
|
|
|
4 |
|
|
|
|
|
|
3 |
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
0 |
|
|
|
|
|
|
-3 |
0 |
3 |
6 |
9 |
12 |
|
|
|
α |
|
|
|
6. |
Выбор винта. |
|
|
|
|
|
6.1Исходные данные:
-диаметр винта Д = 1,8м
-масса самолёта М =2300кг
-полёт равномерный горизонтальный
Выбор полётного угла атаки из условия mz= 0
По графику зависимости mz= f(α) видно, что α=0,31º
Определение аэродинамических характеристик, соответствующих выбранному режиму полёта при угле атаки α = 0,31º
-коэффициент подъёмной силы Су=0,308
-коэффициент лобового сопротивления Сх=0,0236
-коэффициент аэродинамического качества К=Су/Сх=0,308/0,0236=13.1
= √ |
2∙ ∙ |
= √ |
|
2∙2300∙9,81 |
= 76.25м/с |
|||
∙ ∙ |
1,225∙0.308∙20,57 |
|||||||
|
|
|
|
|
||||
6.3Расчёт потребной тяги. |
|
|||||||
= |
∙ |
= |
2300∙9,81 |
= 1722.4 Н |
||||
|
|
|||||||
|
13.1 |
|
|
|||||
6.4Расчёт потребной мощности.
Лист
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020
15
Изм. Лист |
№ докум. |
Подпись Дата |